XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX M2 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.6574 0.01389 0.00494 -0.0950 0.3213 0.0585 1.500 0.7125 0.01340 0.00435 -0.0945 0.2964 0.0603 2.000 0.7665 0.01357 0.00437 -0.0939 0.2777 0.0659 2.500 0.8222 0.01362 0.00439 -0.0934 0.2583 0.0771 3.000 0.8677 0.01203 0.00457 -0.0911 0.2445 1.0000 3.500 0.9207 0.01266 0.00491 -0.0903 0.2335 1.0000 4.000 0.9730 0.01343 0.00548 -0.0894 0.2237 1.0000 4.500 1.0257 0.01414 0.00608 -0.0886 0.2161 1.0000 5.000 1.0790 0.01465 0.00659 -0.0879 0.2086 1.0000 5.500 1.1328 0.01500 0.00700 -0.0873 0.2005 1.0000 6.000 1.1861 0.01539 0.00742 -0.0866 0.1926 1.0000 6.500 1.2383 0.01585 0.00788 -0.0859 0.1850 1.0000 7.000 1.2888 0.01652 0.00850 -0.0849 0.1769 1.0000 7.500 1.3386 0.01727 0.00931 -0.0839 0.1679 1.0000 8.000 1.3879 0.01801 0.01015 -0.0828 0.1579 1.0000 8.500 1.4363 0.01878 0.01101 -0.0817 0.1476 1.0000 9.000 1.4837 0.01959 0.01188 -0.0804 0.1375 1.0000 9.500 1.5292 0.02053 0.01285 -0.0789 0.1290 1.0000 10.000 1.5733 0.02159 0.01403 -0.0773 0.1224 1.0000 10.500 1.6134 0.02293 0.01543 -0.0752 0.1179 1.0000 11.000 1.6529 0.02426 0.01695 -0.0730 0.1144 1.0000 11.500 1.6883 0.02574 0.01856 -0.0705 0.1109 1.0000 12.000 1.7166 0.02764 0.02054 -0.0671 0.1077 1.0000 12.500 1.7429 0.02926 0.02244 -0.0633 0.1055 1.0000 13.000 1.7636 0.03119 0.02463 -0.0592 0.1028 1.0000 13.500 1.7795 0.03359 0.02724 -0.0553 0.1006 1.0000 14.000 1.7899 0.03667 0.03049 -0.0518 0.0984 1.0000 14.500 1.7975 0.04038 0.03446 -0.0491 0.0964 1.0000 15.000 1.8009 0.04477 0.03922 -0.0474 0.0944 1.0000 15.500 1.7996 0.05024 0.04500 -0.0471 0.0921 1.0000 16.000 1.7942 0.05679 0.05178 -0.0481 0.0899 1.0000 16.500 1.7849 0.06438 0.05956 -0.0500 0.0875 1.0000 17.000 1.7613 0.07490 0.07050 -0.0546 0.0853 1.0000 17.500 1.7374 0.08606 0.08197 -0.0598 0.0832 1.0000 18.000 1.7214 0.09618 0.09225 -0.0647 0.0809 1.0000 18.500 1.6977 0.10802 0.10433 -0.0708 0.0787 1.0000 19.000 1.6442 0.12669 0.12342 -0.0826 0.0770 1.0000 20.000 1.6247 0.14642 0.14339 -0.0952 0.0715 1.0000 21.000 0.9876 0.27434 0.27222 -0.1535 0.0641 1.0000 21.500 0.9803 0.28519 0.28313 -0.1592 0.0595 1.0000 22.000 0.9827 0.29404 0.29203 -0.1628 0.0557 1.0000 22.500 1.3248 0.28610 0.28355 -0.1970 0.0472 1.0000 23.000 1.3445 0.28729 0.28482 -0.1996 0.0397 1.0000 23.500 1.3591 0.29128 0.28889 -0.2036 0.0350 1.0000 24.500 1.3859 0.30115 0.29887 -0.2134 0.0268 1.0000 25.000 1.3976 0.30658 0.30437 -0.2185 0.0234 1.0000 25.500 1.4080 0.31318 0.31100 -0.2243 0.0202 1.0000